Расчет жидкостного ракетного двигателя баллистической ракеты

Профиль входа в сопло.cdw

профиль сопла.cdw

Профилирование входа сопла с прямолинейным участком.cdw

профиль кс.cdw

КУРСАЧ.docx

Министерство образования и науки РФ
Федеральное государственное образовательное учреждение
Высшего профессионального образования
Омский государственный технический университет
Кафедра «Авиа- и ракетостроения»
Направление 160302.65 – Проектирование авиационных и ракетных двигателей
по дисциплине «Ракетные двигатели»
Расчет жидкостного ракетного двигателя баллистической ракеты
КП-02068999.45.09.00.00.000 ПЗ
Приближенный расчёт камеры сгорания ЖРД 8
Составление компоновочной схемы одноступенчатой
жидкостной ракеты 13
Расчет коэффициента избытка окислителя 14
Построение профиля сопла 21
Профилирование входа в сопло 26
Расчет массы двигательной установки 27
1.Расчет массы кс ЖРД 28
2.Расчет массы ТНА ЖРД 31
Библиографический список 38
Ракетный двигатель - установка имеющая источник энергии и запас рабочего тела и предназначенная для получения тяги путем преобразования любого вида энергии в кинетическую энергию рабочего тела отбрасываемого от двигателя в окружающую среду.
Ракетные двигатели обладают тремя характерными особенностями:
автономность от окружающей среды. Под автономностью РД нельзя понимать независимость его параметров от окружающей среды так как его выходные параметры в значительной степени от окружающего давления. Под автономностью следует понимать лишь способность РД работать без исследования окружающей среды. Поэтому эти двигатели могут работать под водой в атмосфере и в космическом пространстве;
независимость тяги от скорости движения аппарата так как тяга создается в нем за счет расхода запасов рабочего тела и энергии имеющейся на этом аппарате. Поэтому эти двигатели способны функционировать при очень больших скоростях движения.
высокая концентрация подводимой энергии на единицу массы рабочего тела обусловленная стремлением получить максимально возможную скорость истечения реактивной струи и как следствие этого большая энергонапряженность рабочего процесса и малая удельная масса двигателя приходящаяся на единицу развиваемой тяги.
Из рассмотренных основных характерных особенностей РД вытекают целесообразно области их применения. Большое значение при этом имеет вид запасенной энергии находящейся на борту ЛА. На современном уровне техники можно использовать в РД энергию запасенную в форме ядерной электрической тепловой и химической.
Двигатели использующие ядерную электрическую и тепловую энергию составляют класс нехимических РД. Эти двигатели пока находятся в стадии теоретических разработок и опытных исследований
Большинство практически применяемых в настоящие время РД используют химическую энергию носителем которой является топливо. Топливо может быть одно- двух- .и.. многокомпонентным. Чаще всего используют двухкомпонентное топливо состоящие из горючего и окислителя. Источником энергии в этом случае является реакция горения. Экзотермической реакцией может быть так же реакция разложения некоторых веществ или ассоциация атомов и радикалов. Химическая энергия топлива преобразуется в камере сгорания в тепловую энергию продуктов реакции. Затем тепловая энергия в сопле переходит в кинетическую энергию вытекающих продуктов сгорания в результате чего образуется реактивная сила.
Химические РД можно разделить на следующие основные группы: жидкостные ракетные двигатели; ракетные двигатели твердого топлива; гибридные ракетные двигатели использующие топливо смешанного агрегатного состояния.
В данной курсовом проекте мы используем ЖРД. Жидкостный ракетный двигатель (ЖРД)— химическийракетный двигатель использующий в качестверакетного топлива жидкости в том числе сжиженные газы. По количеству используемых компонентов различаются одно- двух- и трёхкомпонентные ЖРД.
На возможность использования жидкостей в том числе жидких водорода и кислорода в качестве топлива для ракет указывал «Исследование мировых пространств реактивными приборами» опубликованной в1903году. Первый работающий экспериментальный ЖРД построил американский изобретательРоберт Годдардв 1926г. Аналогичные разработки в 1931—1933гг. проводились в СССР группой энтузиастов под руководствомФ.А.Цандера. Эти работы были продолжены в организованном в 1933г. РНИИ но в 1938г. тематика ЖРД в нём была закрыта а ведущие конструкторыС.П.КоролёвиВ.П.Глушкобыли репрессированы как «вредители».
В 1969г. в США был запущен первый космический корабль серииАполлон выведенный на траекторию полёта к Лунеракетой-носителемСатурн-5 первая ступень которой была оснащена 5-ю двигателямиF-1. F-1 по настоящее время является самым мощным среди однокамерных ЖРД уступая по тяге четырёхкамерному двигателюРД-170 разработанному КБ «Энергомаш» в Советском Союзе в 1976г.
В настоящее время космические программы всех стран базируются на использовании ЖРД.
Ракеты-носителии двигательные установки различныхкосмических аппаратовявляются преимущественной областью применения ЖРД.
К преимуществам ЖРДможно отнести следующие:
Самый высокийудельный импульсв классе химических ракетных двигателей (свыше 4500мс для пары кислород-водород для керосин-кислород— 3500мс).
Управляемость по тяге: регулируя расход топлива можно изменять величину тяги в большом диапазоне и полностью прекращать работу двигателя с последующим повторным запуском. Это необходимо при маневрировании аппарата в космическом пространстве.
При создании больших ракет например носителей выводящих на околоземную орбиту многотонные грузы использование ЖРД позволяет добиться весового преимущества по сравнению с твёрдотопливными двигателями (РДТТ). Во-первых за счёт более высокого удельного импульса а во-вторых за счёт того что жидкое топливо на ракете содержится в отдельных баках из которых оно подается в камеру сгорания с помощью насосов. За счет этого давление в баках существенно (в десятки раз) ниже чем в камере сгорания а сами баки выполняются тонкостенными и относительно лёгкими. ВРДТТконтейнер топлива является одновременно и камерой сгорания и должен выдерживать высокое давление (десятки атмосфер) а это влечёт за собой увеличение его веса. Чем больше объём топлива на ракете тем больше размер контейнеров для его хранения и тем больше сказывается весовое преимущество ЖРД по сравнению сРДТТ и наоборот: для малых ракет наличие турбонасосного агрегата сводит на нет это преимущество.
ЖРД и ракета на его основе значительно более сложно устроены и более дорогостоящи чем эквивалентные по возможностям твёрдотопливные (несмотря на то что 1кг жидкого топлива в несколько раз дешевле твёрдого). Транспортировать жидкостную ракету необходимо с большими предосторожностями а технология подготовки её к пуску более сложна трудоемка и требует больше времени (особенно при использовании сжиженных газов в качестве компонентов топлива) поэтому для ракет военного назначения предпочтение в настоящее время оказывается твёрдотопливным двигателям ввиду их более высокой надёжности мобильности и боеготовности.
Компоненты жидкого топлива в невесомости неуправляемо перемещаются в пространстве баков. Для ихосаждения необходимо применять специальные меры например включать вспомогательные двигатели работающие на твёрдом топливе или на газе.
В настоящее время для химических ракетных двигателей (в том числе и для ЖРД) достигнут предел энергетических возможностей топлива и поэтому теоретически не предвидится возможность существенного увеличения их удельного импульса а это ограничивает возможности ракетной техники базирующейся на использовании химических двигателей уже освоенными двумя направлениями:
Космические полёты в околоземном пространстве (как пилотируемые так и беспилотные).
Исследование космоса в пределах Солнечной системы с помощью автоматических аппаратов (ВояджерГалилео).
Приближенный расчёт камеры сгорания ЖРД
Ознакомление с основными характеристиками топливной пары
Определение удельного импульса камеру сгорания
Вычисление основных геометрических параметров двигателя
Провести расчет основных параметров камеры сгорания жидкостного ракетного двигателя и получить наилучший результат при заданных условиях.
Диаметр ракетыDр = 1.25 м;
Длина головного обтекателяL к =1100 м;
Время работы ДУt = 115 с;
Топливо (20%АТ+80%АК)+НДМГ;
Тяга ДУ на Земле Р0= 229 кН;
Число камер сгорания ДУz к = 1;
Давление в камере сгоранияpк = 6 МПа;
Давление на срезе соплаpа = 0.05 МПа.
Стандартные параметры топлива:
Стандартный удельный импульс тяги
Показатель адиабаты
Стандартная температура горения
Плотность окислителя
Весовое соотношение компонентов топлива
Определение удельного импульса КС маршевого двигателя
Температура горения топлива
Приведенный стандартный удельный импульс
Удельный импульс на расчётном режиме
Удельный импульс тяги в пустоте
Удельный импульс тяги на Земле
Приближённый расчёт основных геометрических параметров двигателя
Диаметр критического сечения сопла
Где – расход топлива единичной камеры сгорания;
– расход горючего единичной камеры сгорания;
– расход окислителя единичной камеры сгорания;
–расчетный коэффициент.
Диаметр среза сопла
Принимаем согласно проведенному расчету:
диаметр критики Dкр= 0176 м;
диаметр среза соплаDа= 07 м;
Радиус кривизны контура сопла
где - угол на срезе сопла принимаем
- угол раскрытия сопла принимаем
- линейные участки контура сопла;
Длина сверхзвуковой части сопла
Высота форсуночной головки КС
Длина цилиндрической части КС
Длина двигательной установки
С учетом проведенного расчета и резервирования места под установку ТНА и
систему управления поворотными камерами сгорания принимаем длину
двигательной установки и длину хвостового отсека первой ступени равной
Вычерчиваю схему двигательной установки в масштабе 1:10 (Рис.1).
Составление компоновочной схемы одноступенчатой жидкостной ракеты
По типу агрегата создающего давление подачи была выбрана турбонасосная система подачи топлива. При такой системе подачи топлива нет необходимости поддерживать в баках высокое давление. Небольшое давление воздушной подушки в баках создается для обеспечения бес кавитационной работы насосов. Насосная система подачи топлива значительно сложнее вытеснительной но для двигателей средних и больших тяг она предпочтительнее т.к. вес всей системы низания ЖРД включая баки с топливом будет меньше.
Применена система питания ЖРД с автономной (независимой) турбиной (схема «без дожигания»). Она применяется для маршевых двигателей средней тяги (значение давления в КС равно 6 МПа). Следует учитывать что автономные турбины являются высокоперепадными и малорасходными они снижают удельный импульс тяги двигателя на 2-6% из-за выброса «мятого» газа за борт ракеты.
Проектируемая ДУ имеет одну камеру сгорания тягой 229 кН. Крепление ДУ осуществляйся непосредственно к баку горючего. Этот способ является более простым и надежным с точки зрения эксплуатации.
Для того чтобы обеспечить заданную траекторию полета ракеты необходимо создать требуемые по величине и направлению управляющие силы и моменты.
В проектируемой ДУ эти моменты и силы создают четыре жестко закреплённых поворотных двигателя
Расчет коэффициента избытка окислителя
Цель расчета - Определение значений коэффициента избытка окислителя для ядра потока и пристеночного слоя камеры сгорания а также его среднего значения по поперечному сечению камеры сгорания.
Пристеночный слой в камере сгорания является защитным для стенок камеры от воздействия высоких температур. Температуру газового потока у стенки КС снижают подавая в пристеночный слой один из компонентов в избытке по сравнению с известным соотношением компонентов топлива в ядре. В результате параметры пристеночного слоя отличаются от параметров ядра форсуночной головки т. е. по всему сечению КС параметры не одинаковы. В расчетах первого уровня приближения этим отличием можно пренебречь.
Теоретический удельный импульс тяги.
Теоретический удельный импульс тяги двигателя в пустоте для различных значений находят по справочнику Глушко по найденным значениям строим график изменения теоретического удельного импульса тяги в зависимости от значений коэффициента избытка окислителя вида По графику находят .
Расчет коэффициента избытка окислителя с учетом пристеночного слоя компонентов топлива в КС производится в следующем порядке: вначале находят значения параметров продуктов сгорания для ядра потока потом – дляпристеночного слоя затем – осредненные значения по сечению камеры сгорания.
Топливо (20%АТ+80%АК)+НДМГ
Давление в камере сгорания
Давление на срезе сопла
Число камер сгорания ДУ z=1
Расчет коэффициента избытка окислителя αок без учета пристеночного слоя компонентов топлива в КС.
Теоретический удельный импульс тяги двигателя в пустоте для различных значений находим по справочнику Глушко и представляем найденные значения в форме таблицы 1. По найденным значениям строим график изменения теоретического удельного импульса тяги в зависимости от значений коэффициента избытка окислителя вида (рис. 1).
Значения теоретического удельного импульса тяги двигателя в пустоте для различных значений
Топливо (20%АТ+80%АК)+НДМГ рк = 60 МПа; ра = 005 Мпа.
Рис. 1. График изменения теоретического удельного импульса от коэффициента избытка окислителя
По графику видно что оптимальное значение (αок)opt=095 т.е. такое значение коэффициента избытка окислителя которое обеспечивает максимальный удельный импульс тяги проектируемого двигателя.
Расчет αок с учетом пристеночного слоя компонентов топлива.
Используя полученный выше график зависимости выбираем несколько значений в окрестности оптимальной точки этого. Выбранные таким образом соответствуют ядру форсуночной головки поэтому им в таблице 2 присваивается дополнительный нижний индекс «я».
Для значений (табл. 2) находим в справочнике Глушко соответственные значения параметров продуктов сгорания: плотность газов для ядра потока и удельный импульс тяги .
Потребное значение проектируемого двигателя находим по справочнику Глушко подбором с учетом обеспечения температуры газового потока устенки КС не более а также c учетом заданного давления в камере сгорания и выписываем соответственные ему значения параметров газа в пристеночном слое проектируемого двигателя: температуру газов плотность газов удельный импульс тяги:
Среднее значение плотности топлива по поперечному сечению камеры сгорания:
Среднее по поперечному сечению камеры сгорания теоретическое значение удельного импульса тяги в пустоте:
Для каждого по формуле находим произведение параметров: плотности и удельного импульса тяги. Все полученные значения заносим в таблицу 2. Затем выбираем максимальное значение произведения и определяем соответственное ему
Параметры газа для ядра форсуночной головки и параметры газа осредненных по поперечному сечению КС
Находим стехиометрическое соотношение компонентов топлива k1=3368. Оно позволяет рассчитать весовое соотношение компонентов топлива для ядра потока и пристеночного слоя камеры сгорания по формулам:
Относительный расход окислителя в пристеночном:
Относительный расход горючего в пристеночном слое :
Относительный расход окислителя через ядро форсуночной головки :
Относительный расход горючего через ядро форсуночной головки:
Относительный расход окислителя через поперечное сечение КС:
Относительный расход горючего через поперечное сечение КС :
Среднее весовое соотношение компонентов топлива по поперечному сечению КС: .
Среднее значение коэффициента избытка окислителя по поперечному сечению КС:
Процент расхождения значений коэффициентов по первому (приближенному) и второму (уточненному) расчетам определяют по формуле:
Построение профиля сопла
Основные требования к конструкции сопла
Сопла ракетных двигателей бывают коническими и профилированными. В
сопле камеры ракетного двигателя происходит расширение и разгон продуктов сгорания. От того как спроектировано сопло какую оно имеет форму зависит коэффициент потерь сопла скорость истечения продуктов сгорания из сопла и удельный импульс тяги двигателя. К профилю сопла предъявляются следующие технологические и конструктивные требования.
Сопло должно иметь наибольший коэффициент сопла т.е. наименьшие потери удельного импульса тяги.
Площадь поверхности стенок сопла при заданных параметрах критики и среза сопла должна быть наименьшей. Выполнение этого требования облегчает организацию охлаждения сопла уменьшает его вес и потери тяги.
Конструкция и технология сопла должны быть по-возможности более простыми. Как часто бывает в технике указанные требования являются
взаимоисключающими поэтому на практике при разработке сопла пытаются найти компромиссные решения.
Профилированные сопла применяют для двигателей средних и больших тяг а также для двигателей с большой степенью расширения сопла. В этих двигателях в случае применения конического сопла потери становятся значительными в результате резко возрастает длина такого сопла. В крупных двигателях выигрыш в весе в случае применения профилированных сопел достигает большой величины что и обусловило их применение.
Строгое газодинамическое профилирование сопла при котором образующая сопла совпадает с линией тока требует высоких технологий и высоких затрат для точного изготовления расчетного профиля такого сопла. Это главный недостаток профилированных сопел заключающийся в сложности их изготовления. Значительно проще и дешевле изготовить сопло профиль которого образован прямыми линиями и дугами окружностей. Задача построения такой упрощенной схемы сопла получила название: «Профилирование сопла методом двух дуг».
Порядок расчета сопла
Диаметр критического сечения сопла Rкр = 0088 м
Радиус среза сопла Ra = 0350 м
Линейный участок 1 соплаa1 = 005 м
Линейный участок 2 сопла a2 = 005 м
Угол наклона линейного участка 1 α1 = 25
Угол наклона линейного участка 2α2 = 8
Выбираемый радиус горловины соплаR2 = 2 Rкр = 0176 м
Околокритическая часть сопла
Околокритическая часть сопла (горловина сопла) образуется дугой окружности радиуса R2 который выбирается в интервале значений R2=(07 10)Dкр .
Расширяющаяся часть сопла (раструб сопла)
Расширяющаяся часть сопла очерчивается дугой окружности радиуса R. Для обеспечения плавного сопряжения дуг предусматривается короткий прямолинейный участок длиной a1 наклоненный к оси сопла под углом α1. Контур выходной кромки сопла также образуется отрезком прямой линии длиной а2 направление которого с осью сопла составляет угол равный α2; причем α2 α1.
Докритическая часть сопла
Докритическая часть сопла образуется коническим профилем с углом конуса 2= 60 90. Плавный переход от конической части сопла к цилиндрической части камеры сгорания осуществляется скруглением выполняемым радиусом R1 (выбирается из конструктивных соображений).
Вывод основных расчетных зависимостей.
Выбирают систему прямоугольных координат XO1Y. За начало отчета системы XO1Y принимают точку О1 которая представляет собой пересечение оси симметрии сопла с вертикальной осью проходящей через центр окружности радиуса R.
Вычисляют радиус R. Для этого проектируют геометрический контур сопла АВ на вертикальную ось системы координат XO1Y. В результате получают следующее соотношение при условии R2=2Rkp:
Расчетный параметр m
Координата определяющая положение центра кривизны сопла 0 см. рис.2
Длина закритической части сопла (раструба)
Определение расчетных точек контура сопла
Абсциссы расчетных точек контура сопла xi рис.2 определяются соотношением
Координата хкр расчетной схемы сопла вычисляется по формуле см. рис.2
Ординаты расчетных точек контура сопла уi определяются по уравнению
Результаты проведенных вычислений xi yi представляют в форме таблицы 2.
На основе проведенных расчетов строим газодинамический профиль камеры
Профилирование входа в сопло методом двух дуг
Строгое газодинамическое профилирование сопла требует высоких технологий и высоких затрат для точного изготовления расчетного профиля сопла. Это главный недостаток профилированных сопел заключающийся в сложности их изготовления.
Значительно проще и дешевле изготовить сопло профиль которого образован прямыми линиями и дугами окружностей. Рассмотрим методы построения упрощенной схемы сопла которые получили название: «Профилирование входа в сопло методом двух дуг».
Радиус камеры сгорания Rкс .
Порядок построения сопла:
Профиль сужающейся части сопла (вход в сопло) разбивается на 2 участка:
) область входа в сопло с радиусом
) область горловины сопла с радиусом r2 .
Профиль сопла очерчивается плавно радиусами r1 и r2 которые определяют из соотношений: r1= (15 20)Rкс и r2= (10 20)rкp
Длина сужающейся части сопла определяется по одной из двух формул:
Построим профиль входа в сопло методом двух дуг.
Профилирование входа в сопло с прямолинейным участком
Радиус входа в сопло выбирается по соотношению 0r1Rкс
Угол входа в сопло равен α=45° 60°
Радиус горловины сопла выбирается по соотношению rксr22 rкр
Построим профиль входа в сопло с прямолинейным участком.
Расчет массы двигательной установки
Давление на срезе соплаpа = 0.05 МПа;
Диаметр критического сеченияDкр=0.176 м;
Диаметр камеры сгоранияDк=0.352 м;
Диаметр среза соплаDа=0.7 м;
Приведенная длина двигателяLприв=1.646 м.
Стандартный удельный импульс тяги
Стандартная температура горения
Расчет удельных масс
Удельная масса камеры сгорания
Удельная масса сопла
Степень расширения газов в сопле
Расчет относительной расходонапряженности и расходного комплекса
Расход топлива через отдельную камеру сгорания многокамерной ДУ
Площадь критического сечения
Площадь поперечного сечения КС
Относительная расходонапряженность камеры сгорания
Полученный результат входит в диапазон .
По данным статистики. Полученный результат соответствует данным статистики.
Расчет относительных боковых поверхностей
Расчет относительных боковых поверхностей отдельных частей КС производится по эмпирическим формулам:
Относительная боковая поверхность сужающейся части сопла
Относительная боковая поверхность цилиндрической части камеры сгорания
Относительная боковая поверхность расширяющейся части сопла
Расчет массы камеры сгорания
Массу камеры сгорания вычисляют по формуле
Плотность окислителя
Коэффициент быстроходности
Давление насыщенных паров окислителя
Давление наддува бака окислителя бака горючего
Степень расширения газов в сопле
Расход топлива одной КС
Определение расходов топлива О и Г ДУ
Для расчета массы ТНА ДУ необходимо вычислить:
Полный расход топлива двигательной установки
Полный расход горючего ДУ
Полный расход окислителя ДУ
Определение размеров эллиптических днищ топливных баков О и Г
Эллиптическое днище топливного бака с размерами полуосей эллипса а и b
Преимущества эллиптического днища:
- Имеет плавный переход в стыке днища с цилиндрической обечайкой
- Имеет минимальный вес и габариты
Переменный радиус R по меридиану эллиптической оболочки что делает его нетехнологичным.
Таким образом получаем для баков О и Г:
Расчет давления горючего и окислителя на входе в насосы О и Г
Длина бака окислителя
Длина межбакового отсека
Высота воздушной подушки окислителя
Высота воздушной подушки горючего
Расстояние от бака горючего до ТНА
Согласно приведенной схеме рис.2 получаем значения следующих параметров.
Высота столба жидкости О от зеркала жидкости до входа в насос О равна
Высота столба жидкости Г от зеркала жидкости до входа в насос Г равна
Давление на входе в насос Г
Давление на входе в насос О
Для продолжения расчета выбираем значения следующих параметров
Перепад давления на форсунках (08 30) МПа
Гидравлические потери в магистрали Г (02 03)P
Расход горючего для Zк=1
Расход окислителя Zк=1
Получаем давление на выходе насоса Г
Давление на выходе насоса О (в первом приближении)
Перепад давления на насосе Г
Перепад давления на насосе окислителя
Допустимое кавитационное падение полного давления на входе в насос О
Частота вращения ротора ТНА
При расчете частоты вращения ротора ТНА необходимо учитывать конструкцию колеса насоса окислителя по которому определяется частота вращения всего ротора ТНА.
Для первых ступеней ракет насос О выполняется с двухсторонним входом. В этом случае расчет ведется по формуле
Сумма весовых коэффициентов насосов горючего и окислителя равна
Расчет массы ТНА производим по формуле
Расчет массы двигателя
В рассматриваемом расчетном случае имеем Р= 229 кН
воспользуемся формулой
Проверяем результаты расчета на соответствие данным статистики
Согласно данным статистики:
)Удельная масса двигателя
)Отношение массы КС к массе двигателя
Вывод: оба контрольных показателя расчета попадают в интервалы статистических значений. Следовательно результаты вычислений считаются удовлетворительными.
В ходе работы над курсовым проектом был изучен материал связанный с вопросами выбора параметров и схем двигательной установки системы подачи топлива в КС. Исследованы свойства используемого топлива.
В ходе приближенного расчета КС ЖРД были получены основные диаметральные и линейные размера камера сгорания и сопла значение удельного импульса и расхода топлива . Выполнено построение входа в сопло и закритической части сопла графическим методом.
В ходе массового расчета были приближенно определенны массы камеры сгорания турбонасосного агрегата и двигательной установки в целом. Была спроектирована КС со следующими параметрами:
Тяга единичной камеры сгорания
Количество камер сгорания
Плотность окислителя (кислорода)
Плотность горючего (керосина)
Массовый секундный расход окислителя
Массовый секундный расход горючего
Давление на срезе сопла
Удельный импульс тяги на земле
Удельный импульс тяги в пустоте
Масса одной камеры сгорания
Время пребывания продуктов сгорания в камере
Библиографический список
Гречух Л.И. Гречух И.Н. Конструкция и работа ЖРД: Метод. указания к лаб. работам по дисциплине «Жидкостные ракетные двигатели» - Омск : ОмГТУ 2005.- 99с.
Гречух Л.И. Конспект лекций по дисциплине
Анурьев В.И. Справочник конструктора-машиностроителя: В 3 т. Т.1. – 8- е изд. перераб. и доп.– М.: Машиностроение 2001. – 920 с.
Анурьев В.И. Справочник конструктора-машиностроителя: В 3 т. Т.3. – 8 – е изд. перераб. и доп.– М.: Машиностроение 2001. – 864 с.
Добровольский М.В. Жидкостные ракетные двигатели. Основы проектирования: Учеб. для вузов.– 2-е изд. перераб. и доп.– М.: Изд-во МГТУ им. Н.Э. Баумана 2005.– 488 с.
Термодинамические и теплофизические свойства продуктов сгорания: справ.: в 10 т. под ред. В.П. Глушко. – М.: ВИНИТИ 1971 -75.
Атлас конструкций ЖРД. Ч.1 Под ред. Г.Г. Гахуна. – М.: МАИ 1969.- 68с.
Атлас конструкций ЖРД. Ч.1 (описание) под ред. Г.Г. Гахуна.- М.: МАИ 1969- 156с.

Камера двигателя РД-219.docx

Камера двигателя РД-219
Двигатель РД-219 предназначен для второй ступени межконтинентальной баллистической ракеты на стабильном топливе. Разработка двигателя была начата в 1958 году. С I960 г освоено серийное производство двигателей.
Двигатель РД-219 являлся маршевым двигателем второй ступени первой отечественной межконтинентальной баллистической ракеты.
Двигатель двухкамерный» запускается на большой высоте.
Двигатель РД-219 состоит из двух камер турбонасосного агрегата газогенератора агрегатов автоматики рамы и узлов общей сборки.
Камера представляет собой паяно-сварную неразъемную конструкцию. Камера состоит из цилиндрической камеры сгорания с форсуночной головкой и профилированного сопла.
Форсуночная головка.
На форсуночной головке расположено 793 однокомпонентных центробежных форсунки со шнековыми завихрителями. Форсуночная головка состоит из силового кольца двух плоских днищ внутреннего среднего и сферического наружного днища с фланцем.
Внутреннее и среднее днища связаны между собой форсунками окислителя. Требуемый зазор между днищами обеспечивается втулками устанавливаемыми на форсунках окислителя» равномерно расположенными в 3 10 и 17 рядах считая от центра головки. Всего на головке размещается двадцать одна втулка.
Для обеспечения необходимой жесткости и прочности головки служит перегородка соединяющая среднее днище с наружным днищем и фланцем.
Окислитель поступает через фланец в полость окислителя образованную силовым кольцом наружным и средним днищами и впрыскивается в камеру сгорания через форсунки окислителя. Для прохода окислителя в соединительной перегородке выполнено десять отверстий.
Горючее из зарубашечной полости камеры сгорания поступает через 177 отверстий диаметром 8 мм в силовом кольце в полость горючего образуемую внутренним и средним днищами и через форсунки горючего также подается в камеру сгорания где воспламеняется при встрече с окислителем.
Высокая надежность запуска обеспечивается за счет повышения давления в камере сгорания возникающего при испарении окислителя.
На силовом кольце головки установлено четыре штуцера. Три штуцера расположенные во взаимно перпендикулярных плоскостях соединены каналами с огневым пространством камеры сгорания и служат для замера давления газа. Четвертый штуцер соединен каналом с полостью окислителя и предназначен для замера давления окислителя перед форсунками. Замер давления горючего производится через штуцер привариваемый к соединительному кольцу и сообщающийся сверлением с полостью горючего. Штуцер установленный на сферическом днище и сообщающийся с полостью окислителя предназначен для постановки емкостного датчика фиксирующего пульсации давления окислителя на входе в форсунки.
Схема расположения форсунок представляет собой несколько искаженную сотовую схему. При такой схеме форсунки располагаются на концентрических окружностях что обеспечивает возможность равномерного расположения периферийных форсунок по периметру камеры. При этой схеме легко размещается на среднем днище соединительная перегородка.
Для обеспечения устойчивого горения применена "трехъярусная” система смесеобразования. В связи с этим для каждого компонента выполняются форсунки с большими углами конусов распыла и дополнительными сверлениями в завихрителях (струйно-центробежные) и с малыми углами конусов распыла (центробежные).
Каждая форсунка состоит из корпуса завихрителя и втулки. Форсунки с малым углом конуса распыла отличаются от форсунок того же компонента но с большим углом конуса распыла диаметром сопла шагом и глубиной винтовой нарезки завихрителя.
Центральные отверстия в завихрителях струйно-центробежных форсунок сделаны конфузорными а торцы завихрителей в форсунках окислителя максимально приближены к соплу. Такое решение полученное на основе многочисленных экспериментов позволило получить стабильные характеристики по расходу жидкости при истечении в среду с противодавлением как на рабочем режиме так и на режиме запуска двигателя.
Периферийные форсунки горючего имеют тот же корпус что и форсунки горючего с малым углом конуса распыла но измененный завихритель (другие шаг и углы).
Все форсунки разбиты на классы по расходу. Диапазон изменения расхода в каждом классе составляет 5%. Разбивка на классы позволяет расширить технологический допуск на проливочные расходы и в то же время сохранить стабильными характеристики форсуночной головки в целом.
Цилиндрическая часть и сопло
Цилиндрическая часть камеры и сопло представляют собой цельнопаяную конструкцию. Сопло спрофилировано по методу характеристик с угловой точкой. Профиль выбран близкий к экстремальному что позволило получить наименьшие вес и габариты сопла при заданном миделе выходного сечения.
Внутренняя стенка с утолщенной часть и внутренняя стенка докритической части сопла включающая и критическую область сопла свариваются встык.
Наружная рубашка цилиндрической части и докритической части сопла состоит из секций и переходного кольца.
Внутренняя стенка соединяется с наружной рубашкой гофрированными проставками путем пайки твердым припоем. На цилиндрическом участке установлена одна гофрированная проставка с прямыми гофрами. На участке докритической части и критической области установлено пять гофрированных проставок в том числе три проставки с косыми гофрами.
Внутренняя стенка сверхкритической части соединяется с наружной рубашкой состоящей из штампованных секций соединенных через кольцо коллектора и переходное кольцо установленное со стороны стыка со средней частью при помощи четырех гофрированных проставок.
Смещение стыкового шва соединяющего стенку критической области с закритической частью сопла в сторону среза сопла позволило повысить надежность охлаждения сварного шва внутренних стенок причем сварной шов располагается под одной из гофрированных проставок.
В выходном сечении сопла установлено замыкающее кольцо. На кольце имеются две бобышки с штуцерами для слива горючего из зарубашечного пространства. На сопловой части укреплена обечайка с плавающими бобышками для крепления защитного экрана.
Коллектор состоит из кольца коллектора нижней и верхней секций и патрубка с фланцем привариваемого к верхней секции. По условиям компоновки двигателя ввод горючего в коллектор осуществляется через один патрубок. Для повышения прочности в патрубке установлено ребро. Отверстие в ребре предусмотрено для исключения трещин которые могут возникнуть при сварке за счет термических напряжений. Коллектор выполнен с двумя полостями разделенными силовой перегородкой и установлен эксцентрично относительно оси сопла.
Наличие двух полостей и изменение величины сечения по периметру сопла позволяют обеспечить равномерный подвод жидкости в зарубашечное пространство.
Горючее через патрубок поступает в первую приемную полость коллектора а оттуда через 180 отверстий в силовой перегородке попадает во вторую распределительную полость. Диаметр и шаг отверстий в перегородке подобраны так чтобы обеспечивался равномерный подвод горючего к 480 отверстиям в кольце коллектора. Отверстия диаметром 6 мм расположены в кольце коллектора в два ряда в шахматном порядке и сообщают распределительную полость коллектора с зарубашечным пространством.
Соединение оболочек с форсуночной головкой осуществляется при помощи сварки. Утолщенная часть внутренней стенки приваривается к силовому кольцу после чего устанавливается м приваривается соединительное кольцо.
Замковое сварное соединение с подкладкой применявшееся в камере двигателя РД-214 заменено стыковым сварным соединением без подкладки. Это упростило обработку мест стыка под сварку и позволило устранить надрывы в сварном соединении имевшие место в ряде случаев.
На камере в месте стыка форсуночной головки с цилиндрической частью установлено по три стакана шаровых опор для крепления к раме двигателя и по два кронштейна состоящих из ребер и стаканов для крепления рамы турбонасосного агрегата.
Шаровое соединение камер с рамой двигателя позволяет производить регулировку длины двигателя выдерживать взаимную параллельность осей двух камер и требуемые расстояния между ними.
Шаровое соединение рамы ТНА с камерами позволяет нивелировать положение ТНА как в вертикальном так и в горизонтальном направлениях а также компенсировать возможное (в допустимых пределах) отклонение размеров в изготовлении камер ТНА и рамы ТНА.
Кроме того на стыке форсуночной головки с цилиндрическим участком приваривается переходник под вибродатчик.
Для изготовления основных деталей камеры применяются следующие материалы.
Наименование деталей
Внутренние стенки детали коллектора горючего.
Детали форсуночной головки; рубашка закритической части сопла.
Рубашка цилиндрической части и докритической части сопла.
Гофрированные проставки
Припой для пайки деталей форсуночной головки.
Припой для пайки деталей
цилиндрической части сопла.
На рис.1-10 показаны схемы двух способов связей оболочек.

2я задача ракета.cdw